第二章 飞机初始总体参数与方案设计
本章的目的 是为了使航空专业的学生能熟悉飞机设计过程
中所用的设计决策方法，了解飞机设计的任务来源与如何进
行最初阶段的设计工作。“初始总体参数的确定”和“方案
设计”这两个词表示的便是这一阶段的设计。初始设计阶段
之后的情况很大程度上取决于初始设计阶段的结果和研制成
本。如果初始设计阶段的结果可以满足预定的设计要求，则
可以进行飞机的详细设计，如果初始设计的结果中发现了某
些问题（如某种技术上的不足，或缺乏数据库等），那么就
要进一步的改进初始方案、研究解决问题的方案，直到问题
被解决之后，形成最终设计任务书，进行飞机的全尺寸发展
研制。如果研制表明在可接受的周期和费用内不能解决这些
问题，该设计项目将被取消。
第二章 飞机初始总体参数与方案设计
2.1 方案设计的任务和过程
2.2 重量估算
2.3 飞机升阻特性估算
2.4 确定推重比和翼载
2.5 总体布局形式的选择（方案设计）
2.6 飞机气动布局的选择
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
第二章 飞机初始总体参数与方案设计
2.1 方案设计的任务和过程
方案设计的主要任务是
确定如下飞机总体参数：
? 起飞总重 W；
? 推重比 T/ W ；
? 翼载 W/S ；
? 最大升力系数；
? 零升阻力系数。
第二章 飞机初始总体参数与方案设计
2.2 重量估算
飞机必须在带有装载物的情况下达到航程、航时、速度和巡航速度的目标。
估算为了完成任务阶段的飞机最小重量和燃油重量是很重要的。对一定的任务
要求，本节提供了一种快速估计起飞总重、空重、任务油重的方法。
该方法适用于如下 12种飞机：
? 自制螺旋桨飞机；
? 单发螺旋桨飞机；
? 双发螺旋桨飞机；
? 农业飞机；
? 公务机；
? 涡轮螺旋桨支线飞机；
? 喷气运输机；
? 军用教练机；
? 战斗机；
? 军用巡逻机，轰炸机和运输机；
? 水陆两用飞机；
? 超音速巡航飞机。
第二章 飞机初始总体参数与方案设计
2.2 重量估算（续）
2.2.1 方法的概述
,设计起飞总重,是指飞机在设计确定任
务开始时的总重量，它不一定与“最大
起飞重量”相同。许多军用飞机的装载
可以超过其设计重量，但将损失包括机
动性在内的主要性能。除特殊说明外，
起飞总重或假定为设计重量。
第二章 飞机初始总体参数与方案设计
2.2 重量估算（续）
可以将飞机起飞总重表示为如下几项：
WTO=WOE+WF+WPL （ 2.2.1）
WOE = WE+Wtfo+Wcrew （ 2.2.2）
WE = WS + WFEQ + WEN （ 2.2.3）
WTO= Wcrew+WF+WPL+WE （ 2.2.4）
（ 2.2.5）
任务油重的确定
空机重量的估算
确定起飞重量
? 将空机重量系数和燃油重量系数代入式（ 2.2.5）
中，得到关于起飞重量的迭代关系式，对该式
进行迭代，就可求得起飞重量。也就是先假定
一个起飞重量，计算统计空机重量系数，再计
算起飞总重，如果结果与假定值不一致，则取
两数之间的某一个值作为下一个假定值，重新
进行计算，直到 WE tent和 WE的差值小于指定
的误差值。在这一阶段，误差值通常取 0.5%。
飞行器总体设计
设计实例：反潜机
目 录
1,反潜机设计要求
2,方案草图设计
3,升阻比 L/D的估算
4,起飞重量的确定
5,权衡分析
6,总结
1.反潜机设计要求
2.方案草图设计
2.方案草图设计 (续 )
3.升阻比 L/D的估算
4.起飞重量的确定
5.权衡分析 (航程 )
5.权衡分析 (航程 )
5.权衡分析 (有效装载 )
5.权衡分析 (有效装载 )
5.权衡分析 (复合材料 )
6.总结
7.S-3A反潜机的真实资料
7.S-3A反潜机的真实资料
7.S-3A反潜机的真实资料
7.S-3A反潜机的真实资料
7.S-3A反潜机的真实资料
7.S-3A反潜机的真实资料
2.3 飞机升阻特性估算
2.3.1 确定最大升力系数
最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展
长、前缘缝翼及缝翼几何形状,Re数、表面光洁度以及来自飞机其它部
件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。
一般地, 起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的 80％ 。 表 2.3.1
列出了不同飞机的典型 CLmax 值 。
2.3 飞机升阻特性估算
图 2.3.1给出了几类飞机最大升力系数随后掠角的变化曲线, 要记
住的是, 用于起飞襟翼偏角状态的最大升力系数, 大约是着陆最大
升力系数的 80％ 。
图 2.3.1 最大升力系数随后掠角的变化曲线
2.3 飞机升阻特性估算
2.3.2 确定零升阻力系数
机翼上的阻力有许多种, 根据阻力的起因以及是否与升力有关,
可以把阻力分为零升阻力 （ 与升力无紧密联系的阻力 ） 和诱导阻
力 （ 与升力密切相关的阻力 ） 。 其中零升阻力包括摩擦阻力和压
差阻力, 一架精心设计的飞机在亚音速巡航时的零升阻力大部分
为蒙皮摩擦阻力, 再加上小部分的分离压差阻力, 对于不同类型
的飞机, 分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比, 由此引
出, 当量蒙皮摩擦阻力系数 （ Cfe） 的概念,, 它包括蒙皮摩擦阻
力和分离阻力 。
式 （ 2.3.1） 给出用当量蒙皮摩擦阻力系数法估算零升阻力的公式,
公式中的当量蒙皮摩擦阻力系数 Cfe可从表 （ 2.3.2） 中查取 。
（ 2.3.1）
2.3 飞机升阻特性估算
式中,S－飞机浸湿面积；
S参考 －飞机参考面积 。
2.3 飞机升阻特性估算
浸湿面积，即飞机总的外露表面积，可以看作是把飞机浸入
水中会变湿的那部分表面积。要估算阻力必须计算浸湿面积，因
为它对摩擦阻力影响最大。
机翼和尾翼的浸湿面积可根据其平面形状估算，如图 2.3.2所
示，浸湿面积由实际视图外露平面形状面积（ S）乘以一个根据
机翼和尾翼相对厚度确定的因子得到。
图 2.3.2 机翼 /尾翼浸湿面积估算
2.3 飞机升阻特性估算
对于起飞与着陆，襟翼与起落架对零升阻力的影响比较大，
应予以考虑。襟翼与起落架产生附加零升阻力的值主要同它们的
尺寸、类型有关，其典型值可参照表 2.3.3选取。
采用哪个值取决于飞机的襟翼、起落架型式。开裂式襟翼阻力
比富勒襟翼大；全翼展襟翼阻力大于部分翼展襟翼；装在机翼上的
起落架阻力大；上单翼飞机大于下单翼。
2.3 飞机升阻特性估算
2.3.3 典型的飞机极曲线
升阻比 L/D是所设计方案总气动效率的量度，在亚音速状态下，
升阻比 L/D直接取决于两个设计因素：机翼翼展和浸湿面积。以下
列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表，这些数据可
以用于方案论证。所提供的亚音速飞机的极曲线公式如下（襟翼及
起落架收上）：
2.3 飞机升阻特性估算
S=32㎡ ； A＝ 9； Λ1/4＝ 20° ； (t/c)t＝ 0.14； (t/c)r＝ 0.10； df＝ 2m；机翼增升装置：前
缘缝翼及双缝富勒襟翼； 1－无增升装置的 CLα； 2－起飞时（前缘缝翼不打开，襟
翼偏转 20° ）的 CLα ； 3－着陆时（前缘缝翼打开，襟翼偏转 40° ）的 CLα ； 4－无增
升装置 (起落架收起 )时的 CL(CD)； 5－起飞时（起落架放下）的 CL(CD)； 6－着陆时
（起落架放下）的 CL(CD) ； 7－离地时的升力系数； 8－着陆时的升力系数。
图 2.3.4 超音速飞机的极曲线
2.3 飞机升阻特性估算
图 2.3.5 超音速飞机的随飞行 M数变化的曲线
2.3 飞机升阻特性估算
2.4 确定推重比和翼载
推重比 (T/W)和翼载 (W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要的
参数，这些参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分析、
设计工作。然而，在初始设计布局之前，要进行基本可信的翼载和
推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很远，
必须重新设计。
2.4.1 确定推重比
T/W直接影响飞机的性能 。 一架飞机的 T/W越高, 加速就越快, 爬
升也就越迅速, 能够达到的最大速度也越高, 转弯角速度也越大 。
另一方面, 发动机越大, 执行全部任务中的油耗也越多, 从 而使完
成设计任务的飞机的起飞总重增加 。
每当设计师们提到飞机的推重比时, 通常指的是在海平面静止
状态 （ 零速度 ） 和标准大气条件下, 而且是在设计起飞重量和最大
油门状态下的推重比 。 另一个常被提到的推重比是战斗机在格斗条
件下的推重比 。
2.4 确定推重比和翼载
1.推重比的折算
在确定参数的过程中，应该注意避免混淆起飞推重比和其它
条件下的推重比。如果所需的推重比是在其它条件下得到的，必
须将它折算到起飞条件下去，以便于选择发动机的数量和大小。
2.推重比的统计估算值
表 2.4.1给出了不同类型飞机的推重比 (T/W)的典型值，这些值
都是海平面和零速度（“静态”）状态下的最大功率时的值。
2.4 确定推重比和翼载
推重比与最大速度密切相关，在后面的设计过程中，在最大
设计速度情况下，气动阻力的计算将与其它准则一起用于确定所
需要的 T/W，表 2.4.2给出了基于最大马赫数或最大速度的曲线拟
合方程，可用于估算推重比（ T/W）的初始值。
3.根据保证平飞状态的统计确定推重比
飞机在巡航状态时，处于水平匀速飞行中。此时，飞机的重量
等于作用在飞机上的升力；推力等于阻力。因此，推重比等于升
阻比 L/D的倒数，即：
(2.4.2)
4,根据爬升性能确定推重比
爬升段的推重比可用式（ 2.4.3）来推算，该式给出推重比的
范围，在设计中，必须使爬升推重比不能小于该式所求得的值。
(2.4.3)
2.4 确定推重比和翼载
2.4 确定推重比和翼载
5.根据起飞滑跑距离确定推重比
除非特别指明, 均认为起飞时地面为硬质跑道 （ 混凝土地面或
柏油路面 ） 。 起飞要求通常以起飞场长要求的形式给出, 这些要
求因飞机而异 （ 图 2.4.1和图 2.4.2） 。
图 2.4.1 螺旋桨飞机起飞距离的定义
图 2.4.2 民机起飞距离的定义
通常在飞机的战术技术要求中都给出了飞机的起飞滑跑距离值，
但是用下式可以足够精确地算出滑跑距离值：
2.4 确定推重比和翼载
2.4 确定推重比和翼载
因为飞机的战术技术要求中给出了飞机的起飞滑跑距离值，
所以可以根据下式解出推重比,
6,根据最大平飞速度确定推重比
飞行的速度增大时，飞机的阻力将增大。克服阻力需要用推
力，所以飞机的需用推力值就是飞机的实际阻力值 D，最大可用
推力减去阻力 D或者减去需用推力，所得的剩余推力为：
ΔT=T-D=T可用 -T需用
速度愈接近最大，剩余推力就愈小，直到这最大剩余推力等于零，
此时的速度即为最大平飞速度。
2.4 确定推重比和翼载
由最大评飞速度可以得出推重比的表达式：
7.推重比的选取
根据飞机的不同性能要求可以求出几个推重比，飞机的推重
比取其中的最大值。
2.4.2 确定翼载荷（ W/S）
翼载是飞机重量除以飞机的参考（不是外露）机翼面积。翼
载影响失速速度、爬升率、起飞着陆距离以及盘旋性能。翼载决
定了设计升力系数，并通过对浸湿面积和翼展的影响而影响阻力。
对确定飞机起飞总重也有很大影响。
2.4 确定推重比和翼载
表 2.4.4给出了有代表性的翼载。在设计过程中，利用这些参数，
可提供参考，也可检验设计的结果。
1.根据失速速度确定翼载
飞机的失速是影响飞机安全的主要因素。失速速度直接由翼
载和最大升力系数确定。在设计过程中，可利用失速速度与翼载
的关系，求得满足失速性能的翼载。
2.4 确定推重比和翼载
通过下式 2.4.12可求出达到给定失速速度和某一特定最大升力
系数所需要的翼载。
（ 2.4.12）
2.根据起飞距离确定翼载
起飞滑跑距离是指机轮离地前经过的实际距离，正常起飞的
离地速度是失速速度的 1.1倍。式（ 2.4.13）和式（ 2.4.14）给出了
给定起飞距离时所允许的最大翼载。
（ 2.4.13）
（ 2.4.14）
2.4 确定推重比和翼载
3.根据机动过载确定翼载
飞机的机动性能主要反映在一定高度、速度下的过载系数 n，
机动性能的好坏依赖于飞机的最大升阻比与发动机推力。式
（ 2.4.15）给出了给定过载系数时所允许的最大翼载。
（ 2.4.15）
4.根据升限确定翼载
升限分为理论升限和实用升限两种。理论升限是指在给定发
动机状态下，飞机能保持等速水平直线飞行的最大高度，也就是
最大爬升率等于零时的飞行高度。实用升限是指在给定飞机重量
和给定发动机状态下，对于军用飞机，亚音速飞行最大爬升率为
0.5m/s时的飞行高度；超音速飞行最大爬升率为 5m/s时的飞行高
度。
2.4 确定推重比和翼载
给定升限高度后，查国际标准大气表可以得到升限高度上的
空气密度,根据式（ 2.4.16）可以求得满足升限的翼载。
（ 2.4.16）
5.根据航程确定翼载
为了达到最大的航程，翼载的选取必须使巡航条件下有高的
升阻比 L/D。
螺旋桨飞机：
喷气式飞机：
2.4 确定推重比和翼载
6,根据航时确定翼载
为了达到最大航时，翼载的选择应能提供一个高的升阻比 L/D。
对于螺旋桨飞机，当诱导阻力等于零升阻力的三倍时待机最优；
对于喷气式飞机，最优待机是在最大 L/D条件下，因此可以得出
下面的公式：
螺旋桨飞机航时最大时的翼载：
喷气式飞机航时最大时的翼载：
7,翼载的选取
根据飞机的不同性能要求可以求出几个翼载，飞机的翼载取
其中的最小值。
2.5 总体布局形式的选择（方案设计）
当设计一种新的飞机时，几乎总要遇到如何选择其总体型式
的问题。这实际上就是飞机概念设计阶段的开始，完全用解析的
方法来选择飞机的型式是不可能的。但是在已有的方案和准备采
用的方案的范围内，从评价准则和满足给定的设计要求及战术技
术要求的观点来看，可以建立起一定形式的求解最优方案的方法。
所有的各种各样的飞机总体型式在一定程度上都可能是可行
的方案。在图 2.5.1中介绍了从低速到现代超音速和高超音速飞机
型式的总体布局型式。
图 2.5.1 已有的飞机总体布局型式
2.5 总体布局形式的选择（方案设计）
2.6 飞机气动布局的选择
飞机的气动布局通常是指其不同的气动力承力面的安排形式。
全机气动特性取决于各承力面之间的相互位置以及相对尺寸和形
状。机翼是主承力面，它是产生升力的主要部件，前翼、平尾、
垂尾等是辅助承力面，主要用于保证飞机的安定性和操纵性。
根据各辅助翼面与机翼相对位置及辅助面的多少，有以下几
种气动布局形式：
—— 正常式布局，水平尾翼在机翼之后；
—— 鸭式布局，水平前翼在机翼的前面；
—— 无尾或“飞翼”，飞机只有一对机翼；
—— 三翼面布局，机翼前面有水平前翼，机翼后面有水平尾翼。
2.6 飞机气动布局的选择
2.6.1 正常式布局
多数战斗机都采用正常式布局。现代战斗机更强调中、低空机
动性，要求飞机具有良好的大迎角特性（如图 2.6.1所示）。
图 2.6.1 正常式布局飞机
2.6 飞机气动布局的选择
2.6.2 鸭式布局
随着主动控制技术的发展，电传操纵技术的成熟，把前翼设
计得比较大（相对面积 8％～ 15％）并靠近机翼构成所谓近耦合鸭
式布局已成为现实。（如图 2.6.2所示）。
图 2.6.2 近距耦合鸭式布局
2.6 飞机气动布局的选择
2.6.3 无尾式布局
由于无尾飞机没有前翼和平尾，其飞机的纵向操纵和配平仅
靠机翼后缘的升降舵来实现（如图 2.6.3所示）。
图 2.6.3 无尾飞机机种
2.6 飞机气动布局的选择
2.6.4 三翼面布局
三翼面布局是在正常式布局的基础上增加一个水平前翼而构成的（即
前翼 +机翼 +平尾），因此，它综合了正常式和鸭式布局的优点，经过仔
细设计，有可能得到更好的确定特性，特别是操纵和配平特性（如图
2.6.4所示）。
图 2.6.4 三翼面布局典型机种
2.6 飞机气动布局的选择
综上所述，各种布局型式特点不同，选择确定布局型式是一
个综合、折衷的过程。根据经验，鸭式和无尾式布局用于超音速
为基本飞行状态的飞机是合理的，而常规式布局则用于亚音速飞
机或以亚音速飞行状态为主，超音速飞行状态为次的飞机最合适。
2.6.5 选择飞机布局时要考虑的其它因素
在选择飞机布局时，除选择气动配平的型式外，还要考虑其
它因素。首先要选择机翼的平面形状、尾翼的尺寸和在飞机上的
安装位置，然后是选择起落架的型式及其在飞机上的安装位置。
在飞机气动阻力中称为干扰阻力的部分决定于飞机各部分之
间的相互影响，最主要的中机翼和机身之间的相互干扰。
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
2.7.1 概述
隐身技术是二次大战后出现的重要军事技术之一，它的出现
促使战场军事装备向隐身方向发展。隐身技术的专业定义是：在
飞机研制过程中设法降低其可探测性，使之不易被敌方发现、跟
踪和攻击的专门技术。所谓隐身能力，又称为低可探测性。
对于新的一代先进的军用飞机，一般都要求具有隐身性。隐
身性包括四个方面：雷达隐身、红外隐身、声隐身、可见光隐身。
对于高度隐身的飞机，“可见度”以及与其相关的问题支配
着设计。评定和衡量一架隐身飞机的最重要的参数是雷达散射截
面积 (RCS)，它是目标的一种折算面积，用来度量目标在雷达波
照射下所产生的回波强度大小，用 σ表示。
具有高隐身能力的飞机在突防中，由于其 RCS值小，不易被
敌方发现，可成功的穿过由先进雷达和高炮、地对空导弹组成的
防空系统，提高了飞机的生存力。在进攻中，与敌机相迎，可实
现先敌发现，先敌发射，首先消灭敌机。因此，把飞机的隐身能
力作为新一代军用飞机必须具备的重要指标之一是非常正确的。
图 2.7.1 RCS随观察角度的变化 图 2.7.2 军用飞机的 RCS值
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
图 2.7.3 雷达对不同飞机的探测距离
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
隐身设计的目的是尽可能减小 RCS。 RCS的大小决定于飞机
的几何面积和几何特性、雷达波的反射方向、雷达波的反射率。
其中前面两个因素由飞机的外形决定，也就是隐身气动布局设计
的问题。后一个因素取决于雷达吸波材料 (RAM)和雷达吸波结构
(RAS)。
1,实体
简单几何形状的 RCS比较见下图 2.7.4，其中以球体作为比较
的基准,RCS＝ l m2。
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
2,空腔体
飞机的进气道、喷管和舱盖都是空腔体，在进气道和喷管的内
端头有高速旋转的压气机和涡轮，对于雷达波来说相当一个平板。
图 2.7.7是战斗机各种部件对 RCS贡献的示意图。
图 2.7.6 入射波方向对 RCS的影响 图 2.7.7 战斗机各部件的 RCS示意图
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
3,边缘和缝隙
机翼前缘对雷达入射波产生散射，其中一部分能量成为雷达
的反射信号 (图 2.7.8)。 图 2.7.9为运输机各种部件对 RCS贡献的示
意图。
图 2.7.8 边缘和缝隙的雷达散射波 图 2.7.9 运输机各部件的 RCS示意图
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
从图 2.7.6、图 2.7.7和图 2.7.9可看出，飞机的雷达反射信号强
度，也就是 RCS的大小，有很大的方向性。
2.7.2 考虑隐身性能的气动布局原则和措施
1,考虑隐身性能的气动布局原则
(1) 消除能够成角反射器的外形布局，如垂直侧面机身与机翼
采用翼身融合体设计，单立尾与平尾的角反射器采用倾斜的双立
尾来消除，如图 2.7.10所示。
(2) 变后向散射为非后向散射，如 F-22采用带棱边的机头，将
机身平侧面改成倾斜侧面，在突防时将雷达天线倾斜一个角度等，
如图 2.7.11所示。
(3) 采用一个部件对另一强散射部件的遮挡措施，如采用背部
进气道，用机身和机翼遮挡了进气道，例如 F-117飞机的进气道；
但这种布置进气道，大迎角特性不好。利用机翼及边条对机身
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
向的遮挡可减小侧向的 RCS值。
(4) 将全机各翼面的棱边都安排在少数几个非重要的照射方向
上去 (大于正前方 40° 以外 )，如 F-22,F-23的机翼、平尾、立尾的
前缘和后缘都互相平行，如图 2.7.12所示。
图 2.7.10 垂尾倾斜消除角反射
图 2.7.11 变后向散射为非后向散射
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
图 2.7.12 翼面前后缘平行可减小雷达反射 图 2.7.13 斜切口及 S形进气道
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
(5) 消除强散射源。
(6) 结构细节设计。
(7) 当某些部件或部位不能使用外形隐身措施时，必须采取其他措
施来弥补。
2,考虑隐身性能的气动布局措施
本节将结合现有的隐身飞机介绍隐身气动设计的主要措施。
现在世界上在役的隐身飞机有 3种：对地攻击机 F-117(图 2.7.14)，
战略轰炸机 B-2(图 2.7.15)，第四代战斗机 F-22(图 2.7.16)，曾经和
F-22共同参与美国 ATF(先进技术战斗机 )竞标的原型机 YF-23(图
2.7.17)也是一种隐身飞机，在此一并介绍。
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
B-2
F-117
F-22
YF-23
本章的目的 是为了使航空专业的学生能熟悉飞机设计过程
中所用的设计决策方法，了解飞机设计的任务来源与如何进
行最初阶段的设计工作。“初始总体参数的确定”和“方案
设计”这两个词表示的便是这一阶段的设计。初始设计阶段
之后的情况很大程度上取决于初始设计阶段的结果和研制成
本。如果初始设计阶段的结果可以满足预定的设计要求，则
可以进行飞机的详细设计，如果初始设计的结果中发现了某
些问题（如某种技术上的不足，或缺乏数据库等），那么就
要进一步的改进初始方案、研究解决问题的方案，直到问题
被解决之后，形成最终设计任务书，进行飞机的全尺寸发展
研制。如果研制表明在可接受的周期和费用内不能解决这些
问题，该设计项目将被取消。
第二章 飞机初始总体参数与方案设计
2.1 方案设计的任务和过程
2.2 重量估算
2.3 飞机升阻特性估算
2.4 确定推重比和翼载
2.5 总体布局形式的选择（方案设计）
2.6 飞机气动布局的选择
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
第二章 飞机初始总体参数与方案设计
2.1 方案设计的任务和过程
方案设计的主要任务是
确定如下飞机总体参数：
? 起飞总重 W；
? 推重比 T/ W ；
? 翼载 W/S ；
? 最大升力系数；
? 零升阻力系数。
第二章 飞机初始总体参数与方案设计
2.2 重量估算
飞机必须在带有装载物的情况下达到航程、航时、速度和巡航速度的目标。
估算为了完成任务阶段的飞机最小重量和燃油重量是很重要的。对一定的任务
要求，本节提供了一种快速估计起飞总重、空重、任务油重的方法。
该方法适用于如下 12种飞机：
? 自制螺旋桨飞机；
? 单发螺旋桨飞机；
? 双发螺旋桨飞机；
? 农业飞机；
? 公务机；
? 涡轮螺旋桨支线飞机；
? 喷气运输机；
? 军用教练机；
? 战斗机；
? 军用巡逻机，轰炸机和运输机；
? 水陆两用飞机；
? 超音速巡航飞机。
第二章 飞机初始总体参数与方案设计
2.2 重量估算（续）
2.2.1 方法的概述
,设计起飞总重,是指飞机在设计确定任
务开始时的总重量，它不一定与“最大
起飞重量”相同。许多军用飞机的装载
可以超过其设计重量，但将损失包括机
动性在内的主要性能。除特殊说明外，
起飞总重或假定为设计重量。
第二章 飞机初始总体参数与方案设计
2.2 重量估算（续）
可以将飞机起飞总重表示为如下几项：
WTO=WOE+WF+WPL （ 2.2.1）
WOE = WE+Wtfo+Wcrew （ 2.2.2）
WE = WS + WFEQ + WEN （ 2.2.3）
WTO= Wcrew+WF+WPL+WE （ 2.2.4）
（ 2.2.5）
任务油重的确定
空机重量的估算
确定起飞重量
? 将空机重量系数和燃油重量系数代入式（ 2.2.5）
中，得到关于起飞重量的迭代关系式，对该式
进行迭代，就可求得起飞重量。也就是先假定
一个起飞重量，计算统计空机重量系数，再计
算起飞总重，如果结果与假定值不一致，则取
两数之间的某一个值作为下一个假定值，重新
进行计算，直到 WE tent和 WE的差值小于指定
的误差值。在这一阶段，误差值通常取 0.5%。
飞行器总体设计
设计实例：反潜机
目 录
1,反潜机设计要求
2,方案草图设计
3,升阻比 L/D的估算
4,起飞重量的确定
5,权衡分析
6,总结
1.反潜机设计要求
2.方案草图设计
2.方案草图设计 (续 )
3.升阻比 L/D的估算
4.起飞重量的确定
5.权衡分析 (航程 )
5.权衡分析 (航程 )
5.权衡分析 (有效装载 )
5.权衡分析 (有效装载 )
5.权衡分析 (复合材料 )
6.总结
7.S-3A反潜机的真实资料
7.S-3A反潜机的真实资料
7.S-3A反潜机的真实资料
7.S-3A反潜机的真实资料
7.S-3A反潜机的真实资料
7.S-3A反潜机的真实资料
2.3 飞机升阻特性估算
2.3.1 确定最大升力系数
最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展
长、前缘缝翼及缝翼几何形状,Re数、表面光洁度以及来自飞机其它部
件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。
一般地, 起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的 80％ 。 表 2.3.1
列出了不同飞机的典型 CLmax 值 。
2.3 飞机升阻特性估算
图 2.3.1给出了几类飞机最大升力系数随后掠角的变化曲线, 要记
住的是, 用于起飞襟翼偏角状态的最大升力系数, 大约是着陆最大
升力系数的 80％ 。
图 2.3.1 最大升力系数随后掠角的变化曲线
2.3 飞机升阻特性估算
2.3.2 确定零升阻力系数
机翼上的阻力有许多种, 根据阻力的起因以及是否与升力有关,
可以把阻力分为零升阻力 （ 与升力无紧密联系的阻力 ） 和诱导阻
力 （ 与升力密切相关的阻力 ） 。 其中零升阻力包括摩擦阻力和压
差阻力, 一架精心设计的飞机在亚音速巡航时的零升阻力大部分
为蒙皮摩擦阻力, 再加上小部分的分离压差阻力, 对于不同类型
的飞机, 分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比, 由此引
出, 当量蒙皮摩擦阻力系数 （ Cfe） 的概念,, 它包括蒙皮摩擦阻
力和分离阻力 。
式 （ 2.3.1） 给出用当量蒙皮摩擦阻力系数法估算零升阻力的公式,
公式中的当量蒙皮摩擦阻力系数 Cfe可从表 （ 2.3.2） 中查取 。
（ 2.3.1）
2.3 飞机升阻特性估算
式中,S－飞机浸湿面积；
S参考 －飞机参考面积 。
2.3 飞机升阻特性估算
浸湿面积，即飞机总的外露表面积，可以看作是把飞机浸入
水中会变湿的那部分表面积。要估算阻力必须计算浸湿面积，因
为它对摩擦阻力影响最大。
机翼和尾翼的浸湿面积可根据其平面形状估算，如图 2.3.2所
示，浸湿面积由实际视图外露平面形状面积（ S）乘以一个根据
机翼和尾翼相对厚度确定的因子得到。
图 2.3.2 机翼 /尾翼浸湿面积估算
2.3 飞机升阻特性估算
对于起飞与着陆，襟翼与起落架对零升阻力的影响比较大，
应予以考虑。襟翼与起落架产生附加零升阻力的值主要同它们的
尺寸、类型有关，其典型值可参照表 2.3.3选取。
采用哪个值取决于飞机的襟翼、起落架型式。开裂式襟翼阻力
比富勒襟翼大；全翼展襟翼阻力大于部分翼展襟翼；装在机翼上的
起落架阻力大；上单翼飞机大于下单翼。
2.3 飞机升阻特性估算
2.3.3 典型的飞机极曲线
升阻比 L/D是所设计方案总气动效率的量度，在亚音速状态下，
升阻比 L/D直接取决于两个设计因素：机翼翼展和浸湿面积。以下
列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表，这些数据可
以用于方案论证。所提供的亚音速飞机的极曲线公式如下（襟翼及
起落架收上）：
2.3 飞机升阻特性估算
S=32㎡ ； A＝ 9； Λ1/4＝ 20° ； (t/c)t＝ 0.14； (t/c)r＝ 0.10； df＝ 2m；机翼增升装置：前
缘缝翼及双缝富勒襟翼； 1－无增升装置的 CLα； 2－起飞时（前缘缝翼不打开，襟
翼偏转 20° ）的 CLα ； 3－着陆时（前缘缝翼打开，襟翼偏转 40° ）的 CLα ； 4－无增
升装置 (起落架收起 )时的 CL(CD)； 5－起飞时（起落架放下）的 CL(CD)； 6－着陆时
（起落架放下）的 CL(CD) ； 7－离地时的升力系数； 8－着陆时的升力系数。
图 2.3.4 超音速飞机的极曲线
2.3 飞机升阻特性估算
图 2.3.5 超音速飞机的随飞行 M数变化的曲线
2.3 飞机升阻特性估算
2.4 确定推重比和翼载
推重比 (T/W)和翼载 (W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要的
参数，这些参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分析、
设计工作。然而，在初始设计布局之前，要进行基本可信的翼载和
推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很远，
必须重新设计。
2.4.1 确定推重比
T/W直接影响飞机的性能 。 一架飞机的 T/W越高, 加速就越快, 爬
升也就越迅速, 能够达到的最大速度也越高, 转弯角速度也越大 。
另一方面, 发动机越大, 执行全部任务中的油耗也越多, 从 而使完
成设计任务的飞机的起飞总重增加 。
每当设计师们提到飞机的推重比时, 通常指的是在海平面静止
状态 （ 零速度 ） 和标准大气条件下, 而且是在设计起飞重量和最大
油门状态下的推重比 。 另一个常被提到的推重比是战斗机在格斗条
件下的推重比 。
2.4 确定推重比和翼载
1.推重比的折算
在确定参数的过程中，应该注意避免混淆起飞推重比和其它
条件下的推重比。如果所需的推重比是在其它条件下得到的，必
须将它折算到起飞条件下去，以便于选择发动机的数量和大小。
2.推重比的统计估算值
表 2.4.1给出了不同类型飞机的推重比 (T/W)的典型值，这些值
都是海平面和零速度（“静态”）状态下的最大功率时的值。
2.4 确定推重比和翼载
推重比与最大速度密切相关，在后面的设计过程中，在最大
设计速度情况下，气动阻力的计算将与其它准则一起用于确定所
需要的 T/W，表 2.4.2给出了基于最大马赫数或最大速度的曲线拟
合方程，可用于估算推重比（ T/W）的初始值。
3.根据保证平飞状态的统计确定推重比
飞机在巡航状态时，处于水平匀速飞行中。此时，飞机的重量
等于作用在飞机上的升力；推力等于阻力。因此，推重比等于升
阻比 L/D的倒数，即：
(2.4.2)
4,根据爬升性能确定推重比
爬升段的推重比可用式（ 2.4.3）来推算，该式给出推重比的
范围，在设计中，必须使爬升推重比不能小于该式所求得的值。
(2.4.3)
2.4 确定推重比和翼载
2.4 确定推重比和翼载
5.根据起飞滑跑距离确定推重比
除非特别指明, 均认为起飞时地面为硬质跑道 （ 混凝土地面或
柏油路面 ） 。 起飞要求通常以起飞场长要求的形式给出, 这些要
求因飞机而异 （ 图 2.4.1和图 2.4.2） 。
图 2.4.1 螺旋桨飞机起飞距离的定义
图 2.4.2 民机起飞距离的定义
通常在飞机的战术技术要求中都给出了飞机的起飞滑跑距离值，
但是用下式可以足够精确地算出滑跑距离值：
2.4 确定推重比和翼载
2.4 确定推重比和翼载
因为飞机的战术技术要求中给出了飞机的起飞滑跑距离值，
所以可以根据下式解出推重比,
6,根据最大平飞速度确定推重比
飞行的速度增大时，飞机的阻力将增大。克服阻力需要用推
力，所以飞机的需用推力值就是飞机的实际阻力值 D，最大可用
推力减去阻力 D或者减去需用推力，所得的剩余推力为：
ΔT=T-D=T可用 -T需用
速度愈接近最大，剩余推力就愈小，直到这最大剩余推力等于零，
此时的速度即为最大平飞速度。
2.4 确定推重比和翼载
由最大评飞速度可以得出推重比的表达式：
7.推重比的选取
根据飞机的不同性能要求可以求出几个推重比，飞机的推重
比取其中的最大值。
2.4.2 确定翼载荷（ W/S）
翼载是飞机重量除以飞机的参考（不是外露）机翼面积。翼
载影响失速速度、爬升率、起飞着陆距离以及盘旋性能。翼载决
定了设计升力系数，并通过对浸湿面积和翼展的影响而影响阻力。
对确定飞机起飞总重也有很大影响。
2.4 确定推重比和翼载
表 2.4.4给出了有代表性的翼载。在设计过程中，利用这些参数，
可提供参考，也可检验设计的结果。
1.根据失速速度确定翼载
飞机的失速是影响飞机安全的主要因素。失速速度直接由翼
载和最大升力系数确定。在设计过程中，可利用失速速度与翼载
的关系，求得满足失速性能的翼载。
2.4 确定推重比和翼载
通过下式 2.4.12可求出达到给定失速速度和某一特定最大升力
系数所需要的翼载。
（ 2.4.12）
2.根据起飞距离确定翼载
起飞滑跑距离是指机轮离地前经过的实际距离，正常起飞的
离地速度是失速速度的 1.1倍。式（ 2.4.13）和式（ 2.4.14）给出了
给定起飞距离时所允许的最大翼载。
（ 2.4.13）
（ 2.4.14）
2.4 确定推重比和翼载
3.根据机动过载确定翼载
飞机的机动性能主要反映在一定高度、速度下的过载系数 n，
机动性能的好坏依赖于飞机的最大升阻比与发动机推力。式
（ 2.4.15）给出了给定过载系数时所允许的最大翼载。
（ 2.4.15）
4.根据升限确定翼载
升限分为理论升限和实用升限两种。理论升限是指在给定发
动机状态下，飞机能保持等速水平直线飞行的最大高度，也就是
最大爬升率等于零时的飞行高度。实用升限是指在给定飞机重量
和给定发动机状态下，对于军用飞机，亚音速飞行最大爬升率为
0.5m/s时的飞行高度；超音速飞行最大爬升率为 5m/s时的飞行高
度。
2.4 确定推重比和翼载
给定升限高度后，查国际标准大气表可以得到升限高度上的
空气密度,根据式（ 2.4.16）可以求得满足升限的翼载。
（ 2.4.16）
5.根据航程确定翼载
为了达到最大的航程，翼载的选取必须使巡航条件下有高的
升阻比 L/D。
螺旋桨飞机：
喷气式飞机：
2.4 确定推重比和翼载
6,根据航时确定翼载
为了达到最大航时，翼载的选择应能提供一个高的升阻比 L/D。
对于螺旋桨飞机，当诱导阻力等于零升阻力的三倍时待机最优；
对于喷气式飞机，最优待机是在最大 L/D条件下，因此可以得出
下面的公式：
螺旋桨飞机航时最大时的翼载：
喷气式飞机航时最大时的翼载：
7,翼载的选取
根据飞机的不同性能要求可以求出几个翼载，飞机的翼载取
其中的最小值。
2.5 总体布局形式的选择（方案设计）
当设计一种新的飞机时，几乎总要遇到如何选择其总体型式
的问题。这实际上就是飞机概念设计阶段的开始，完全用解析的
方法来选择飞机的型式是不可能的。但是在已有的方案和准备采
用的方案的范围内，从评价准则和满足给定的设计要求及战术技
术要求的观点来看，可以建立起一定形式的求解最优方案的方法。
所有的各种各样的飞机总体型式在一定程度上都可能是可行
的方案。在图 2.5.1中介绍了从低速到现代超音速和高超音速飞机
型式的总体布局型式。
图 2.5.1 已有的飞机总体布局型式
2.5 总体布局形式的选择（方案设计）
2.6 飞机气动布局的选择
飞机的气动布局通常是指其不同的气动力承力面的安排形式。
全机气动特性取决于各承力面之间的相互位置以及相对尺寸和形
状。机翼是主承力面，它是产生升力的主要部件，前翼、平尾、
垂尾等是辅助承力面，主要用于保证飞机的安定性和操纵性。
根据各辅助翼面与机翼相对位置及辅助面的多少，有以下几
种气动布局形式：
—— 正常式布局，水平尾翼在机翼之后；
—— 鸭式布局，水平前翼在机翼的前面；
—— 无尾或“飞翼”，飞机只有一对机翼；
—— 三翼面布局，机翼前面有水平前翼，机翼后面有水平尾翼。
2.6 飞机气动布局的选择
2.6.1 正常式布局
多数战斗机都采用正常式布局。现代战斗机更强调中、低空机
动性，要求飞机具有良好的大迎角特性（如图 2.6.1所示）。
图 2.6.1 正常式布局飞机
2.6 飞机气动布局的选择
2.6.2 鸭式布局
随着主动控制技术的发展，电传操纵技术的成熟，把前翼设
计得比较大（相对面积 8％～ 15％）并靠近机翼构成所谓近耦合鸭
式布局已成为现实。（如图 2.6.2所示）。
图 2.6.2 近距耦合鸭式布局
2.6 飞机气动布局的选择
2.6.3 无尾式布局
由于无尾飞机没有前翼和平尾，其飞机的纵向操纵和配平仅
靠机翼后缘的升降舵来实现（如图 2.6.3所示）。
图 2.6.3 无尾飞机机种
2.6 飞机气动布局的选择
2.6.4 三翼面布局
三翼面布局是在正常式布局的基础上增加一个水平前翼而构成的（即
前翼 +机翼 +平尾），因此，它综合了正常式和鸭式布局的优点，经过仔
细设计，有可能得到更好的确定特性，特别是操纵和配平特性（如图
2.6.4所示）。
图 2.6.4 三翼面布局典型机种
2.6 飞机气动布局的选择
综上所述，各种布局型式特点不同，选择确定布局型式是一
个综合、折衷的过程。根据经验，鸭式和无尾式布局用于超音速
为基本飞行状态的飞机是合理的，而常规式布局则用于亚音速飞
机或以亚音速飞行状态为主，超音速飞行状态为次的飞机最合适。
2.6.5 选择飞机布局时要考虑的其它因素
在选择飞机布局时，除选择气动配平的型式外，还要考虑其
它因素。首先要选择机翼的平面形状、尾翼的尺寸和在飞机上的
安装位置，然后是选择起落架的型式及其在飞机上的安装位置。
在飞机气动阻力中称为干扰阻力的部分决定于飞机各部分之
间的相互影响，最主要的中机翼和机身之间的相互干扰。
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
2.7.1 概述
隐身技术是二次大战后出现的重要军事技术之一，它的出现
促使战场军事装备向隐身方向发展。隐身技术的专业定义是：在
飞机研制过程中设法降低其可探测性，使之不易被敌方发现、跟
踪和攻击的专门技术。所谓隐身能力，又称为低可探测性。
对于新的一代先进的军用飞机，一般都要求具有隐身性。隐
身性包括四个方面：雷达隐身、红外隐身、声隐身、可见光隐身。
对于高度隐身的飞机，“可见度”以及与其相关的问题支配
着设计。评定和衡量一架隐身飞机的最重要的参数是雷达散射截
面积 (RCS)，它是目标的一种折算面积，用来度量目标在雷达波
照射下所产生的回波强度大小，用 σ表示。
具有高隐身能力的飞机在突防中，由于其 RCS值小，不易被
敌方发现，可成功的穿过由先进雷达和高炮、地对空导弹组成的
防空系统，提高了飞机的生存力。在进攻中，与敌机相迎，可实
现先敌发现，先敌发射，首先消灭敌机。因此，把飞机的隐身能
力作为新一代军用飞机必须具备的重要指标之一是非常正确的。
图 2.7.1 RCS随观察角度的变化 图 2.7.2 军用飞机的 RCS值
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
图 2.7.3 雷达对不同飞机的探测距离
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
隐身设计的目的是尽可能减小 RCS。 RCS的大小决定于飞机
的几何面积和几何特性、雷达波的反射方向、雷达波的反射率。
其中前面两个因素由飞机的外形决定，也就是隐身气动布局设计
的问题。后一个因素取决于雷达吸波材料 (RAM)和雷达吸波结构
(RAS)。
1,实体
简单几何形状的 RCS比较见下图 2.7.4，其中以球体作为比较
的基准,RCS＝ l m2。
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
2,空腔体
飞机的进气道、喷管和舱盖都是空腔体，在进气道和喷管的内
端头有高速旋转的压气机和涡轮，对于雷达波来说相当一个平板。
图 2.7.7是战斗机各种部件对 RCS贡献的示意图。
图 2.7.6 入射波方向对 RCS的影响 图 2.7.7 战斗机各部件的 RCS示意图
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
3,边缘和缝隙
机翼前缘对雷达入射波产生散射，其中一部分能量成为雷达
的反射信号 (图 2.7.8)。 图 2.7.9为运输机各种部件对 RCS贡献的示
意图。
图 2.7.8 边缘和缝隙的雷达散射波 图 2.7.9 运输机各部件的 RCS示意图
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
从图 2.7.6、图 2.7.7和图 2.7.9可看出，飞机的雷达反射信号强
度，也就是 RCS的大小，有很大的方向性。
2.7.2 考虑隐身性能的气动布局原则和措施
1,考虑隐身性能的气动布局原则
(1) 消除能够成角反射器的外形布局，如垂直侧面机身与机翼
采用翼身融合体设计，单立尾与平尾的角反射器采用倾斜的双立
尾来消除，如图 2.7.10所示。
(2) 变后向散射为非后向散射，如 F-22采用带棱边的机头，将
机身平侧面改成倾斜侧面，在突防时将雷达天线倾斜一个角度等，
如图 2.7.11所示。
(3) 采用一个部件对另一强散射部件的遮挡措施，如采用背部
进气道，用机身和机翼遮挡了进气道，例如 F-117飞机的进气道；
但这种布置进气道，大迎角特性不好。利用机翼及边条对机身
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
向的遮挡可减小侧向的 RCS值。
(4) 将全机各翼面的棱边都安排在少数几个非重要的照射方向
上去 (大于正前方 40° 以外 )，如 F-22,F-23的机翼、平尾、立尾的
前缘和后缘都互相平行，如图 2.7.12所示。
图 2.7.10 垂尾倾斜消除角反射
图 2.7.11 变后向散射为非后向散射
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
图 2.7.12 翼面前后缘平行可减小雷达反射 图 2.7.13 斜切口及 S形进气道
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
(5) 消除强散射源。
(6) 结构细节设计。
(7) 当某些部件或部位不能使用外形隐身措施时，必须采取其他措
施来弥补。
2,考虑隐身性能的气动布局措施
本节将结合现有的隐身飞机介绍隐身气动设计的主要措施。
现在世界上在役的隐身飞机有 3种：对地攻击机 F-117(图 2.7.14)，
战略轰炸机 B-2(图 2.7.15)，第四代战斗机 F-22(图 2.7.16)，曾经和
F-22共同参与美国 ATF(先进技术战斗机 )竞标的原型机 YF-23(图
2.7.17)也是一种隐身飞机，在此一并介绍。
2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响
B-2
F-117
F-22
YF-23
